Ракета-носитель для лёгких нагрузок
Ракета-носитель для легких нагрузок, включающая, по крайней мере, две ступени, отличающаяся тем, что жидкостный реактивный двигатель ракетного блока второй ступени создан на основе камеры сгорания двигателя первой ступени. Техническим результатом является повышение отказоустойчивости (надежности) блоков ракеты-носителя, упрощение конструкции, обеспечение возможность серийного производства и запусков.
Область техники
Полезная модель относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке ракеты-носителя (РН) для легких нагрузок. Уровень техники
В течение последних 10-ти лет наблюдается тенденция к переходу от тяжелых спутников массой несколько тонн к аппаратам микро и нано-классов. Развитие микро, мини и наноспутниковых платформ наблюдаются по всему миру. В создании аппаратов подобных классов участвуют как частные и государственные компании, так и учебные заведения. Современные отечественные средства выведения легкого класса имеют избыточную полезную нагрузку для выведения на орбиту единичных микро и наноспутников, что приводит к необходимости кластерных пусков. Подобная практика неудобная для заказчиков запусков отдельных аппаратов. С учетом того, что современные наноспутники имеют массу от 1-10 кг, а микроспутники от 10-10 кг, назревает острая необходимость создания легкой и сравнительно недорогого РН для подобных космических аппаратов. В настоящий момент множество стран и частных компаний проводят работы по данному направлению, однако не одна страна или частная фирма не обладает легкой и сравнительно недорогой PH. В случае использования ракет среднего класса для попутного запуска микро и наноспутников, нередко возникает ситуация, когда задержка с созданием основной полезной нагрузки приводит к тому, что сроки запуска попутных нагрузок срываются. Соблюдение графика выведения особенно критично при развертывании орбитальных группировок, состоящих из нескольких аппаратов. Предлагаемая полезная модель решает проблему высокой оперативности и удобства запусков космических аппаратов микро и нано класса.
Из уровня техники известна конверсионная военная трехступенчатая космическая ракета-носитель "Рокот", созданная на базе баллистических ракет УР-100Н УТТХ. Ракета использует высокотоксичные топливные компоненты - НДМГ + AT. Нет унификации двигательной установки на всех ступенях ракеты. Наличие специального разгонного блока для улучшения энергетических характеристик баллистической ракеты для превращения ее в космический носитель, что усложняет конструкцию и снижает надежность всего носителя. Также следует учесть, что МБР УР-100Н УТТХ в настоящий момент не производится. Для справки, у «Рокота» коммерческая стоимость 1 кг на орбите 18261 USD.
Из уровня техники известна конверсионная военная трехступенчатая космическая ракета-носитель "Днепр", созданная на базе подлежащих ликвидации межконтинентальных баллистических ракет РС-20. Ракета использует высокотоксичные топливные компоненты - НДМГ + AT. Наличие специального разгонного блока для улучшения энергетических характеристик баллистической ракеты для превращения ее в космический носитель усложняет конструкцию и снижает надежность всего носителя. Нет унификации двигательной установки на всех ступенях ракеты. Для справки, у "Днепра" коммерческая стоимость 1 кг на орбите 37500 USD.
Из уровня техники известна трехступенчатая ракета-носитель среднего класса «Союз-2.1в». Наиболее близкий аналог полезной модели. На первой ступени используется ракетный двигатель НК-33, который в настоящий момент не производится. В ракете применена сложная конструкция для двигательной установки. Нет унификации двигательной установки на ступенях ракеты, что обуславливает низкое удобство в обслуживании и при запуске. Использование турбонасосных агрегатов (система подачи топлива в ракетный двигатель) на всех двигателях усложняет конструкцию. Для справки, у "Союз-2.1в" коммерческая стоимость 1 кг на орбите 99000 USD.
Техническая задача и технический результат
Технической задачей является повышение отказоустойчивости (надежности) блоков ракеты-носителя, упрощение конструкции, обеспечение возможность серийного производства и запусков. Технический результат совпадает с технической задачей.
Решение
Для решения поставленной технической задачи предлагается ракета-носитель, включающая, по крайней мере, две ступени, при этом, жидкостный реактивный двигатель ракетного блока второй ступени создан на основе камеры сгорания двигателя первой ступени. Ракетный блок первой ступени может состоять из переходного отсека, бака окислителя, приборного отсека, бака горючего и хвостового отсека. Хвостовой отсек первой ступени может включать в себя бак жидкого азота, бак перекиси водорода и маршевый жидкостный реактивный двигатель.
Ракета-носитель может быть выполнена таким образом, что наддув бака окислителя первой ступени осуществляется газифицированным кислородом, бака горючего - газифицированным азотом. Баки окислителя и горючего первой ступени могут иметь гладкую цилиндрическую поверхность и быть изготовлены из алюминиевого сплава АМг6.
Ракета-носитель может быть выполнена таким образом, что в качестве жидкостного реактивного двигателя первой ступени используется РД-108А, выполненный по незамкнутой схеме с газогенератором на перекиси водорода. Блок второй ступени может состоять из приборного отсека, бака окислителя, межбакового отсека, бака горючего и хвостового отсека. При этом баки окислителя и горючего второй ступени могут быть подвесные, сферические, из алюминиевого сплава АМг6.
Ракета-носитель может быть выполнена таким образом, что межбаковый и хвостовой отсек второй ступени имеют коническую форму. В хвостовом отсеке второй ступени может быть установлен маршевый жидкостный реактивный двигатель, созданный на основе РД-108А с вытеснительной подачей топлива и углепластикого соплового насадка.
Описание чертежей
Сущность полезной модели поясняется фиг., на которой приведена конструктивно-компоновочная схема ракеты-носителя "Адлер". Введены следующие обозначения
1 - головной обтекатель,
2 - полезная нагрузка,
3 - приборный отсек,
4 - бак окислителя,
5 - межбаковый отсек,
6 - бак горючего,
7 - хвостовой отсек,
8 - ЖРД на базе камеры РД-108,
9 - переходный отсек,
10 - бак окислителя,
11 - приборный отсек,
12 - бак горючего,
13 - бак жидкого азота,
14 - бак перекиси водорода,
15 - ЖРД РД-108А,
16 - хвостовой отсек.
Детальное описание решения
Решение представляет собой ракету-носитель, включающую, по крайней мере, две ступени, отличающаяся тем, что жидкостный реактивный двигатель ракетного блока второй ступени создан на основе камеры сгорания двигателя первой ступени. При этом ракетный блок первой ступени состоит из переходного отсека 9, бака окислителя 4, приборного отсека 3, бака горючего 6 и хвостового отсека 7, включающего в себя бак жидкого азота, бак перекиси водорода и маршевый жидкостный реактивный двигатель (см. фиг.). Наддув бака окислителя первой ступени осуществляется газифицированным кислородом, бака горючего - газифицированным азотом. Для упрощения технологических издержек баки окислителя и горючего первой ступени имеют гладкую цилиндрическую поверхность и изготовлены из алюминиевого сплава АМг6. В качестве жидкостного реактивного двигателя первой ступени используется РД-108А, выполненный по незамкнутой схеме с газогенератором на перекиси водорода. Этот жидкостный ракетный двигатель, с четырьмя рулевыми камерами, использует в качестве топлива экологически чистые компоненты, кислород и керосин, и серийно производится с 1957 года, продемонстрировав высокую надежность. Использование серийного, освоенного в производстве, ракетного двигателя обеспечивает высокую степень надежности (безотказность) и обеспечивает высокую технологичность ракетных двигателей полезной модели.
Ракетный блок второй ступени состоит из приборного отсека 11, бака окислителя 10, межбакового отсека, бака горючего 12 и хвостового отсека 16. Баки окислителя и горючего второй ступени подвесные, сферические, из алюминиевого сплава АМг6, а межбаковый и хвостовой отсек второй ступени имеют коническую форму. При этом в хвостовом отсеке второй ступени установлен маршевый жидкостный реактивный двигатель, созданный на основе РД-108А с вытеснительной подачей топлива и углепластикого соплового насадка.
Создание двухступенчатой ракеты-носителя с использованием для двигателей второй ступени камеры сгорания двигателя первой ступени позволяет значительно упростить и сократить количество элементов, исключив дополнительные разгонные блоки и ступени при незначительном увеличении массы топлива (для справки стоимость топлива составляет порядка 4-5% от стоимости всей ракеты-носителя), и обеспечить возможность серийного производства и запусков.
Пример реализации
В качестве примера реализации приведена ракета-носитель «Адлер», которая состоит из двух ракетных блоков, соединенных по тандемной схеме. На всех ступенях используются ЖРД на экологически безопасных компонентах топлива: окислитель - жидкий кислород, горючее - керосин. Ракетный блок первой ступени состоит из переходного отсека, бака окислителя, приборного отсека, бака горючего и хвостового отсека. Баки окислителя и горючего - цилиндрические, гладкие, из алюминиевого сплава АМг6. Хвостовой отсек включает в себя бак жидкого азота, бак перекиси водорода и маршевый ЖРД. ЖРД РД-108А (применяется на центральном блоке РН «Союз») выполнен по незамкнутой схеме с газогенератором на перекиси водорода. Наддув бака окислителя осуществляется газифицированным кислородом, бака горючего - газифицированным азотом. Управление на этапе полета первой ступени осуществляется за счет поворотных рулевых камер маршевого ЖРД по всем трем осям. Ракетный блок второй ступени состоит из приборного отсека, бака окислителя, межбакового отсека, бака горючего и хвостового отсека. Баки окислителя и горючего -подвесные, сферические, из алюминиевого сплава АМг6. Межбаковый и хвостовой отсек - конические. В хвостовом отсеке установлен маршевый ЖРД, созданный на основе одной камеры сгорания серийного двигателя РД-108А с вытеснительной подачей топлива и углепластикого соплового насадка. Управление по каналам курса и тангажа осуществляется за счет установки маршевого ЖРД в кардановом подвесе, по крену - за счет двух поворотных управляющих двигателей. Разделение ступеней происходит по холодной схеме с помощью разрывных пироболтов. В таблице приведены основные параметры и характеристики ракеты.
1. Ракета-носитель, включающая, по крайней мере, две ступени, отличающаяся тем, что жидкостный реактивный двигатель ракетного блока второй ступени создан на основе камеры сгорания двигателя первой ступени.
2. Ракета-носитель по п.1, отличающаяся тем, что ракетный блок первой ступени состоит из переходного отсека, бака окислителя, приборного отсека, бака горючего и хвостового отсека.
3. Ракета-носитель по п.2, отличающаяся тем, что хвостовой отсек первой ступени включает в себя бак жидкого азота, бак перекиси водорода и маршевый жидкостный реактивный двигатель.
4. Ракета-носитель по п.3, отличающаяся тем, что наддув бака окислителя первой ступени осуществляется газифицированным кислородом, бака горючего - газифицированным азотом.
5. Ракета-носитель по п.4, отличающаяся тем, что баки окислителя и горючего первой ступени имеют гладкую цилиндрическую поверхность и изготовлены из алюминиевого сплава АМг6.
6. Ракета-носитель по п.5, отличающаяся тем, что в качестве жидкостного реактивного двигателя первой ступени используется РД-108А, выполненный по незамкнутой схеме с газогенератором на перекиси водорода.
7. Ракета-носитель по пп.1-6, отличающаяся тем, что ракетный блок второй ступени состоит из приборного отсека, бака окислителя, межбакового отсека, бака горючего и хвостового отсека.
8. Ракета-носитель по п.7, отличающаяся тем, что баки окислителя и горючего второй ступени подвесные, сферические, из алюминиевого сплава АМг6.
9. Ракета-носитель по п.8, отличающаяся тем, что межбаковый и хвостовой отсеки второй ступени имеют коническую форму.
10. Ракета-носитель по п.10, отличающаяся тем, что в хвостовом отсеке второй ступени установлен маршевый жидкостный реактивный двигатель, созданный на основе РД-108А с вытеснительной подачей топлива и углепластикого соплового насадка.
